DE1626067C

DE1626067C - Ignition system for rocket engine combustion chambers

Info

Publication number: DE1626067C
Authority: DE
Inventors: Manfred 8012 Ottobrunn Schutz
Original assignee: Messerschmitt Bolkow Blohm AG
Current assignee: Airbus Defence and Space GmbH
Publication date: 1972-08-10

Description

Die Erfindung bezieht sich auf ein Zündsystem für Brennkammern von Raketentriebwerken, insbesondere für Vorbrennkammern von Hauptstromraketentriebwerken, mit einer Einförderung der beiden, nicht hypergolen Treibstoffkomponenten in die Brennkammer über viele, auf der Stirnseite des Einspritzkopfes in Umfangsrichtung verteilt angeordnete, zueinander benachbarte Öffnungen, wobei zum Zünden der Brennkammer in diese die eine der beiden Treibstoffkomponenten und das mit dieser hypergol reagierende Zündmittel gleichzeitig durch einander benachbarte Öffnungen eingebracht werden.The invention relates to an ignition system for combustion chambers of rocket engines, in particular for pre-combustion chambers of main-flow rocket engines, with a feed of both, not hypergolic fuel components into the combustion chamber via many, on the face of the injection head openings arranged adjacent to one another distributed in the circumferential direction, wherein for igniting the Combustion chamber in this one of the two fuel components and the hypergolic reacting with this Ignition means are introduced simultaneously through adjacent openings.

Zum Zünden der Brennkammer eines z. B. mit flüssigem Wasserstoff und Sauerstoff betriebenen Raketentriebwerks ist es bekannt, Chlortrifluorid oder Aluminiumtriäthyl als Zündmittel zu verwenden, je nachdem bei Ingangsetzen der Brennkammer vorab Wasserstoff oder Sauerstoff in die Brennkammer eingebracht wird, die mit dem einen oder anderen der vorgenannten Zündmittel hypergol reagieren. Nach Zünden der Brennkammer wird dann die jeweilige zweite Treibstoffkomponente in die Brennkammer eingefördert und diese voll in Betrieb genommen (NASA, Technical Note, D 684, April 1961). Das Einbringen der vorgelagerten Zündmittelmenge erfolgt hierbei über einen einzigen in die Brennkammer führenden Zündkanal und wird durch ein unbrennbares (inertes) Druckgas bewirkt, das die für einen Zündvorgang bestimmte Zündmittelmenge aus einem für mehrere Zündungen bemessenen Vorratsbehälter verdrängt und über eine Zufuhrleitung und den erwähnten Zündkanal schräg zu den Einspritzöffnungen für die Sauerstoffkomponente in die Brennkammer einfördert. Um Oxydbildung und Verstopfung der Zulaufleitung und des Zündkanals zu vermeiden, wird vor jeder neuen Zündung der Zündkanal mit unbrennbarem Gas durchgespült. Es ist ferner bekannt, an Stelle eines unbrennbaren Gases eine Teilmenge der mit dem Zündmittel nicht reagierenden Treibstoffkomponente während des ganzen Betriebes durch den Zündkanal in die Brennkammer strömen zu lassen, um den Zündkanal vor Verkokung zu schützen.To ignite the combustion chamber of a z. B. operated with liquid hydrogen and oxygen Rocket engine it is known to use chlorine trifluoride or aluminum triethyl as an ignition agent, Depending on when the combustion chamber is started, hydrogen or oxygen is fed into the combustion chamber beforehand is introduced, which react hypergolically with one or the other of the aforementioned ignition means. After the combustion chamber has been ignited, the respective second fuel component is then fed into the combustion chamber funded and fully put into operation (NASA, Technical Note, D 684, April 1961). The upstream amount of ignition agent is introduced into the combustion chamber via a single one leading ignition channel and is caused by an incombustible (inert) pressurized gas, which is the for an ignition process determined amount of ignition agent from a storage container designed for several ignitions displaced and obliquely to the injection openings via a supply line and the aforementioned ignition channel for the oxygen component fed into the combustion chamber. About oxide formation and constipation to avoid the supply line and the ignition channel, the ignition channel is used before each new ignition flushed with non-flammable gas. It is also known to replace an incombustible gas a subset of the fuel component which does not react with the primer during the whole Operation to flow through the ignition channel into the combustion chamber to prevent the ignition channel from coking to protect.

Bei den bekannten Einspritzvorrichtungen wird das Zündmittel, wie bereits erwähnt, aus einem einzigen Kanal in die Brennkammer eingespritzt. Durch die Lokalisierung des Zündherdes ist jedoch ein spontanes Durchzünden der Brennkammer nicht immer gewährleistet, so daß Fehlzündungen nicht ausgeschlossen sind. Ferner ergibt es sich, daß während der Übergangszeit zwischen Zündphase und Vollbetrieb der Brennkammer, also am Ende der Zündphase, im Bereich der Zünddüse sowohl Zündmittel als auch Brennstoff miteinander vermischt eingefördert werden. Durch nachfolgende Verbrennung dieses Gemisches treten jedoch hohe Temperaturspitzen auf, durch welche die Brennkammerwände überhitzt und beschädigt werden können. Um diesen nachteiligen Umstand zu vermeiden, ist man bestrebt, die einzuspritzende Zündmittelmenge möglichst klein zu haiten. Dies setzt jedoch eng bemessene Zündkanäle voraus, die wiederum Gefahrenquellen für Zündstörungen (durch schnelle Verkokung) bilden. Außerdem kann eine zu klein bemessene Zündmittelmenge überhaupt ein Versagen der Zündung nach sich ziehen.In the known injection devices, the ignition means, as already mentioned, consists of a single one Channel injected into the combustion chamber. Due to the location of the ignition source, however, it is spontaneous Ignition of the combustion chamber is not always guaranteed, so that misfires cannot be ruled out are. It also shows that during the transition time between the ignition phase and full operation the combustion chamber, i.e. at the end of the ignition phase, both ignition means in the area of the ignition nozzle as well as fuel are fed in mixed with one another. Subsequent incineration of this However, high temperature peaks occur as a result of which the combustion chamber walls overheat and can be damaged. In order to avoid this disadvantageous circumstance, one strives to be injected To keep the amount of ignition agent as small as possible. However, this requires tightly dimensioned ignition channels, which in turn form sources of danger for ignition faults (due to rapid coking). Besides that If the amount of ignition agent is too small, the ignition may fail at all.

Ferner sind, wie sie USA.-Patentschrift 3 334 490 zeigt, für Brennkammern von Raketentriebwerken scheibenförmige Einspritzköpfe bekannt, die über ihrer ganzen, zum Brennkammerinnenraum hin gerichteten Stirnfläche verteilt zum Einspritzen beider Treibstoffkomponenten viele kleine, nahe beieinanderliegende Bohrungen aufweisen. Dabei wird auf der radial äußeren Ringzone aus den Öffnungen zum Zwecke der Kühlung der Brennkammerwand nur. Brennstoff ausgespritzt, während in den radial weiter innenliegenden Bereichen Bohrungen, aus denen Brennstoff in die Brennkammer gelangt, mit Bohrungen, aus denen Oxydator gespritzt wird, abwechseln. Die Zündung der Brennkammer erfolgt dabei entweder dadurch, daß die Brennkammer von vornherein mit hypergolen Treibstoffkomponenten betrieben wird oder aber durch übliche Zündeinrichtungen.Also, as shown in U.S. Patent 3,334,490, are for rocket engine combustion chambers disk-shaped injection heads are known, which are directed over their whole, towards the combustion chamber interior The end face distributes many small, close together for the injection of both fuel components Have holes. It is on the radially outer ring zone from the openings to Purposes of cooling the combustion chamber wall only. Fuel ejected while continuing in the radial direction internal areas bores from which fuel gets into the combustion chamber, with bores, Alternate from which the Oxydator is injected. The combustion chamber is ignited either by operating the combustion chamber with hypergolic fuel components from the outset or by conventional ignition devices.

Es ist Aufgabe der Erfindung, mit einfachen Mitteln ein betriebssicher arbeitendes Zündsystem für eine Raketenbrennkammer zu schaffen.It is the object of the invention to provide an operationally reliable ignition system for with simple means to create a rocket combustion chamber.

Gelöst wird diese Aufgabe, gemäß der Erfindung dadurch, daß die mit dem Zündmittel nicht hypergol reagierende Treibstoffkomponente das Zündmittel vor sich herschiebt, wobei dieses und die mit ihm nicht hypergol reagierende Treibstoffkomponente durch ein und dieselben Öffnungen im Einspritzkopf in die Brennkammer gelangen.This object is achieved according to the invention in that the with the ignition means is not hypergolic reacting fuel component pushes the ignition means in front of it, this and that with it non-hypergolic reacting fuel component through one and the same openings in the injection head get into the combustion chamber.

Durch das erfindungsgemäße Zündsystem wird mit Sicherheit ein spontanes und über den Querschnitt der Brennkammer gleichmäßiges Durchzünden der Brennkammer erreicht, wobei im Hinblick auf die ohnehin vorhandenen Einrichtungen des Zünd- und Treibstoffsystems kein zusätzlicher Bauaufwand bzw. keine zusätzlichen Einrichtungen und Hilfsmittel erforderlich sind; denn das Zündmittel wird von der Treibstoffkomponente in die Brennkammer eingetrieben, mit der es nicht hypergol Teagiert, die dann nach dem Zündvorgang den Brennkammervollbetrieb mit der anderen Treibstoffkomponente »nahtlos« übernimmt. Aus den angegebenen Gründen arbeitet das erfindungsgemäße Zündsystem insofern auch betriebssicher, als beim Versagen eines Ventils weder Zündmittel nich die nicht mit diesem hypergol reagierende Treibstoffkomponente in die Brennkammer gelangen, so daß die Möglichkeit einer Explosion oder einer örtlichen Überhitzung durch unerwünschte Treibstoffkonzentrationen ausgeschlossen ist.With the ignition system according to the invention, a spontaneous and over the cross-section is certain the combustion chamber achieved uniform ignition of the combustion chamber, with regard to the already existing equipment of the ignition and fuel system no additional construction effort or no additional equipment or aids are required; because the primer is from the Fuel component driven into the combustion chamber, with which it is not hypergolic, which then after the ignition process takes over full combustion chamber operation with the other fuel component "seamlessly". For the reasons given, the ignition system according to the invention also works reliably, as in the event of a valve failure, neither igniter nor non-reactive with this hypergolic Fuel component get into the combustion chamber, so that the possibility of an explosion or local overheating due to undesired fuel concentrations is excluded.

In Ausgestaltung der Erfindung wird bei einem Einspritzkopf mit auf mehreren Kreisen auf seiner Stirnseite angeordneten Öffnungen zum Einbringen der Treibstoffkomponenten weiter vorgeschlagen, die Öffnungen zum Einbringen des Zündmittels bzw. der nicht mit diesem hypergol reagierenden Treibstoffkomponente auf einem mittleren Kreis vorzusehen, wobei zwischen den vorgenannten Öffnungen — in Umfangsrichtung betrachtet — Öffnungen zum Einbringen lediglich einer kleineren Teilmenge der mit dem Zündmittel hypergol reagierenden Treibstoffkomponente liegen und radial innerhalb und außerhalb des mittleren Kreises mindestens je ein Kreis von Öffnungen zum Einbringen der übrigen, größeren Teilmenge der mit dem Zündmittel hypergol reagierenden Treibstoffkomponente vorgesehen ist.In an embodiment of the invention, an injection head with several circles on its Front side arranged openings for introducing the fuel components further proposed the Openings for introducing the ignition agent or the fuel component that does not react with this hypergolic agent to be provided on a central circle, with between the aforementioned openings - in Considered circumferential direction - openings for introducing only a smaller subset of the the igniter hypergol reacting fuel components lie and radially inside and outside of the middle circle at least one circle of openings for introducing the remaining, larger ones Partial amount of the fuel component which reacts hypergolically with the igniter is provided.

Durch diese Maßnahme ist die sichere Gewähr dafür gegeben, daß das eingeförderte Zündmittel nicht nur in der mittleren Ringzone unmittelbar benachbart die mit ihr hypergol reagierende Treibstoffkomponente vorfindet, sondern daß auch durch die radial innere und äußere Beschickung der Brennkammer mit dieser für das Zündmittel hypergolen Treibstoffkomponente allseits eine reaktionsfreund-This measure provides a reliable guarantee that the igniting agent supplied will not only in the middle ring zone immediately adjacent is the fuel component reacting hypergolically with it finds, but that also through the radially inner and outer loading of the combustion chamber With this fuel component, which is hypergolic for the ignition agent, a reaction-friendly

liehe Umgebung geschaffen wird, die eine absolute Gewähr für das Zustandekommen einer Zündung gewährleistet.borrowed environment is created, which is an absolute guarantee for the occurrence of an ignition guaranteed.

In der Zeichnung ist ein Ausführungsbeispiel der Erfindung schematisch dargestellt. Es zeigtAn exemplary embodiment of the invention is shown schematically in the drawing. It shows

F i g. 1 einen Längsschnitt durch eine Brennkammer und einen Teil des Treibstoffversorgungssystems undF i g. 1 shows a longitudinal section through a combustion chamber and part of the fuel supply system and

Fig. 2 einen Schnitt nach der LinieII-II gemäß Fig. 1. ίοFig. 2 shows a section along the line II-II according to Fig. 1. ίο

Die in F i g. 1 dargestellte Brennkammer 1 ist als Ringbrennkammer ausgebildet, die im Beispielsfall als Vorbrennkammer für ein sogenanntes Hauptstromraketentriebwerk dient, wobei die in der Brennkammer 1 erzeugten Treibgase eine Turbine (nicht gezeichnet) zum Antrieb von Hilfsgeräten beaufschlagen. Auf der Stirnseite des Einspritzkopfes 2 der Brennkammer 1 sind über den Umfang verteilt Einspritzdüsen als öffnungen 3 vorgesehen, die während des Vollbetriebes der Brennkammer 1 über einen gemeinsamen, im Brennkammergehäuse 4 verlaufenden Ringraum 5 mit Treibstoff T versorgt werden. In Umfangsrichtung gesehen sind zwischen den Einspritzdüsen kleinere öffnungen 6 zum Einbringen einer kleineren Teilmenge der zweiten, mit dem Zündmittel Z hypergol reagierenden Treibstoff komponente (Sauerstoffträger S) vorgesehen. Im Einspritzkopf 2 ist ferner noch ein radial äußerer Kreis und ein radial innerer Kreis von Öffnungen? angeordnet, durch welche die übrige größere Teilmenge der mit dem Zündmittel Z hypergol reagierenden Treibstoffkomponente 5 eingebracht wird. Das Zündmittel Z ist in einem Zündmittelvorratsraum 8 gespeichert, der innerhalb der Haupttreibstoffleitung 9 angeordnet ist. Die beiden Stirnseiten 10 des Zündmittelvorratsraumes 8 sind mit je einer Durchflußbohrung 11 versehen, die, um ein Auslaufen des Zündmittels vor Inbetriebnahme der Brennkammer 1 zu vermeiden, mit Platzmembranen 12 verschlossen sind.The in F i g. Combustion chamber 1 shown in Fig. 1 is designed as an annular combustion chamber which, in the example, serves as a pre-combustion chamber for a so-called main-flow rocket engine, the propellant gases generated in combustion chamber 1 acting on a turbine (not shown) to drive auxiliary equipment. On the end face of the injection head 2 of the combustion chamber 1, injection nozzles are provided as openings 3 distributed over the circumference, which are supplied with fuel T during full operation of the combustion chamber 1 via a common annular space 5 running in the combustion chamber housing 4. Seen in the circumferential direction, smaller openings 6 are provided between the injection nozzles for introducing a smaller subset of the second fuel component (oxygen carrier S) which reacts with the ignition agent Z hypergolic. In the injection head 2 there is also a radially outer circle and a radially inner circle of openings? arranged, through which the remaining larger subset of the fuel component 5 reacting with the igniting agent Z hypergol is introduced. The ignition agent Z is stored in an ignition agent storage space 8 which is arranged within the main fuel line 9. The two end faces 10 of the ignition medium storage space 8 are each provided with a through-flow bore 11 which, in order to avoid leakage of the ignition medium before the combustion chamber 1 is put into operation, are closed with space diaphragms 12.

Beim Starten des Triebwerks wird zunächst die Sauerstoffkomponente 5 in die Brennkammer 1 eingefördert, wobei das Sauerstoffgas bereits Leistung an die in der Zeichnung nicht dargestellte Turbine abgibt und diese beschleunigt. Beim Erreichen einer vorbestimmten Drehzahl der Turbine wird ein in Strömungsrichtung vor dem Zündmittelvorratsraum 8 in der Haupttreibstoffleitung 9 angeordnetes Ventil 13 selbsttätig geöffnet. Dadurch kann die unter Druck stehende Treibstoffkomponente Γ auf die Platzmembranen 12 im Zündmittelvorratsraum 8 einwirken und sie zerstören. Hierauf schiebt die Treibstoffkomponente Γ das Zündmittel Z vor sich her und preßt es durch die Einspritzdüsen in die Brennkammer 1, die so aufeinander abgestimmt sind, daß sie unter einem bestimmten Druck gleichzeitig öffnen. Das Zündmittel Z wird in den gesamten Brennkammerinnenraum gleichmäßig verteilt eingebracht. Durch die Konstellation zwischen den öffnungen 3 und den öffnungen 6 und 7 wird mit Sicherheit eine hypergole Reaktion bzw. Zündung der Brennkammer 1 hervorgerufen. Nach Einspritzen der gesamten Zündmittelmenge in die Brennkammer 1 wird aus den gleichen Einspritzdüsen die zweite Treibstoffkomponente Γ in die Brennkammer 1 eingefördert, und das Triebwerk nunmehr voll in Betrieb genommen. When the engine is started, the oxygen component 5 is first fed into the combustion chamber 1, with the oxygen gas already providing power delivers to the turbine, not shown in the drawing, and accelerates it. Upon reaching a predetermined speed of the turbine is a in the flow direction upstream of the ignition medium storage space 8 in the main fuel line 9 arranged valve 13 opens automatically. This allows the under pressure Standing fuel component Γ act on the space membranes 12 in the ignition medium storage space 8 and destroy them. Thereupon the fuel component pushes the ignition means Z in front of it and presses it through the injection nozzles into the combustion chamber 1, which are coordinated so that they open simultaneously under a certain pressure. The ignition agent Z is in the entire combustion chamber interior introduced evenly distributed. Due to the constellation between the openings 3 and the openings 6 and 7 will certainly produce a hypergolic reaction or ignition of the combustion chamber 1 caused. After the entire amount of ignition agent has been injected into the combustion chamber 1, it turns off the second fuel component Γ is fed into the combustion chamber 1 using the same injection nozzles, and the engine is now fully operational.

Claims

Patent claims:

1. Ignition system for combustion chambers of rocket engines, especially for pre-combustion chambers from Hauptstromraketentriebwerkeri, with a promotion of the two, not hypergolic Fuel components into the combustion chamber via many, on the face of the injection head mutually adjacent openings arranged distributed in the circumferential direction, with the Ignition of the combustion chamber in this one of the two fuel components and that with this Hypergolically reacting ignition means introduced simultaneously through openings that are adjacent to one another characterized in that the fuel component (T) which does not react hypergolically with the ignition agent (Z) pushes the ignition means (Z) in front of it, this and the non-hypergolic reacting with it Fuel component (T) pass through one and the same openings (3) into the combustion chamber (1).

2. Ignition system according to claim 1, with openings arranged in several circles on the end face of the injection head for introducing the fuel components, characterized in that the openings (3) for introducing the ignition agent (Z) or the fuel component (T ) lie on a central circle and between these openings (3) - viewed in the circumferential direction - openings (6) for introducing only a smaller subset of the fuel component (T) which reacts hypergolically with the ignition agent (Z), with radially inside and outside the middle Circle at least one circle of openings (7) is provided for introducing the remaining, larger subset of the fuel component (S) which reacts hypergolically with the ignition means (Z).

Hierzu 1 Blatt Zeichnungen1 sheet of drawings